[发明专利]一种应用GPS/SINS组合的挠性陀螺比力敏感误差飞行校准方法

权利要求书

1.一种应用GPS/SINS组合的挠性陀螺比力敏感误差飞行校准方法，其特征在于：

步骤1、确定载体的初始位置参数，并将其装订至导航计算机；

步骤2、GPS接收机、挠性捷联惯导系统开机进行预热，然后采集挠性陀螺仪和石英加速度计的输出数据，同步采集GPS接收机的速度、位置数据；

步骤3、用解析法完成挠性捷联惯导系统的粗对准，初步确定载体的姿态；

步骤4、粗对准结束后进入飞行过程，飞行轨迹经历主动段大过载、中段前期，飞行期间利用观测到的GPS速度、位置信息进行基于卡尔曼滤波的飞行校准，飞行校准过程包括建立系统状态方程和量测方程，对系统的状态变量进行估计；

步骤5、惯组进入中段后期以及再入段，这时无GPS信号，期间延续中段前期基于GPS校准的结果继续进行状态变量的时间更新，状态变量x(k+1)的卡尔曼滤波时间更新估计值以及误差协方差阵的时间更新值P_k+1按下述方程求解：

Pk+1/k=Φk+1,kPk/kΦk+1,kT+ΓkQkΓkT---(13)]]>

其中，是状态变量x(k)的卡尔曼滤波估计值，是状态变量x(k+1)的卡尔曼滤波估计值，Φ_k+1，k是一步转移阵，P_k/k是一步预测均方误差，Q_k是系统噪声方差阵，Γ_k是系统噪声驱动阵。

2.根据权利要求1所述的一种应用GPS/SINS组合的挠性陀螺比力敏感误差飞行校准方法，其特征在于：粗对准时间为5秒。

3.根据权利要求1所述的一种应用GPS/SINS组合的挠性陀螺比力敏感误差飞行校准方法，其特征在于，步骤4中所述的飞行校准过程具体为：

(1)导航坐标系取为游动自由方位坐标系，建立系统状态方程和量测方程如下：

ddtδθxδθyδhδvxδvyδvzψxψyψz=-vzR0vyR20-1R00000-vzR-vxR21R00000-vyvx00010000-g002Ωz-(ρ+2Ω)y0-fzfyg00-2Ωz0(ρ+2Ω)xfz0-fx002gR(ω+Ω)y-(ω+Ω)x0-fyfx00000000Ωz-ωy000000-Ωz0ωx000000ωy-ωx0δθxδθyδhδvxδvyδvzψxψyψz+000δfxδfyδfz000+000000-ϵx-ϵy-ϵz---(1)]]>

δθ——角位置误差矢量，包括两个方向的分量δθ_x和δθ_y；

δh——高度误差；

δv——速度误差矢量，包括三个方向的分量δv_x、δv_y和δv_z；

ψ——角姿态误差，包括三个方向的分量ψ_x、ψ_y和ψ_z；

v——载体运动速度矢量，包括三个方向的分量v_x、v_y和v_z；

ρ——载体运动角速率矢量；

Ω——地球自转角速率矢量；

ω——ρ+Ω；

g——地球重力加速度；

R——地球半径；

f——载体感受的比力矢量，包括三个方向的分量f_x、f_y和f_z；

δf——加速度计输出误差，包括三个方向的分量δf_x、δf_y和δf_z；

ε——陀螺输出误差，包括三个方向的分量ε_x、ε_y和ε_z；

根据挠性惯组中两个双自由度挠性陀螺的典型配置方式，滤波器中挠性陀螺仪的静态漂移误差模型约简为：

ϵxϵyϵzn=Cbnϵxϵyϵzb=C11C12C13C21C22C23C31C32C33(BX+DXX·fxb+DXY·fyb)(BY-DXY·fxb+DXX·fyb)(BZ+DZX·fxb+DZZ·fzb)---(2)]]>

其中，n代表导航坐标系，b代表载体坐标系，B_X、B_Y、B_Z代表挠性陀螺的常值漂移误差项；DXX、DXY、DZX、DZZ代表挠性陀螺的比力敏感误差项；和代表b坐标系下的载体感受的比力矢量，为捷联姿态矩阵；

在飞行校准过程中应用GPS速度作为外部信息源，建立量测方程：

Z₃(t)＝H₃X(t)+υ₁(t)＝[O_3×3|I_3×3|O_3×3]X(t)+υ₁(t)    (3)

此外，应用GPS位置作为外部信息源，建立量测方程：

Z₄(t)＝H₄X(t)+υ₂(t)＝[A_2×2|O_2×7]X(t)+υ₂(t)          (4)

其中，A2×2=-cosαsinαsinαcosα,]]>α为游动方位角，υ₁(t)、υ₂(t)分别为速度、位置量测噪声矢量；X(t)为离散系统在t时刻的状态向量；I_3×3为3×3阶单位矩阵；Z₃(t)为t时刻速度信息量测值的集合，Z₄(t)为t时刻位置信息量测值的集合，H₃、H₄为量测矩阵；

(2)对挠性捷联惯导系统的系统方程进行离散化；

(3)进行卡尔曼滤波器的迭代，对系统的状态变量X(t)进行估计，得到卡尔曼滤波估计值。